加速型高超飛行器變幾何進氣道設計分析①

陳 兵，谷良賢，龔春林

(西北工業大學航天學院，西安 710072)

0 引言

對于加速型高超飛行器，在整個飛行階段，飛行器都處于加速狀態，而進氣道只在其設計點處性能達到最優，偏離設計點后，性能會急劇下降。因此，對于加速型吸氣式飛行器，如何保證進氣道在整個飛行階段的高效工作，是一個急需解決的問題。

對于飛行速域較寬的吸氣式飛行器，采用固定進氣道很難保證沖壓發動機在全程的工作性能，為了保證沖壓發動機的正常工作，采用變幾何進氣道是一個很好的選擇。

國內對變幾何進氣道方案的研究較少，南航的金志光［1］研究了伸縮唇口式變幾何方案，這種變幾何方案簡單，對于飛行馬赫數范圍較大的情況是一種不錯的選擇，但若飛行馬赫數范圍過大，單純依靠伸縮唇口式方案，很難保證在嚴重偏離設計點情況下進氣道的性能。

文獻［2］給出了2種變幾何方式，通過出口轉動或移動的方式來增大進氣道的工作范圍，但該變幾何方式也改變了燃燒室和尾噴管的構型，進氣道的結構改變時，需綜合考慮燃燒室和尾噴管的影響。因此，這種變幾何方式較復雜。

本文針對工作在Ma=2.5～8的進氣道，采用了一種簡單的變幾何方式，在Ma=4時進行幾何調整。通過CFD手段對進氣道進行數值模擬，利用計算結果分析了變幾何進氣道的性能。

1 變幾何方案設計

1.1 設計原則與調節方式

氣流產生激波角的大小受來流馬赫數和壓縮角的綜合影響。在進氣道的設計中，為了保證進氣道有較高的流量系數，希望壓縮面產生的激波能正好落在唇口上，但又不希望激波進入唇口內部，影響進氣道的內部氣流特性。因此，希望進氣道壓縮面在低馬赫數下的壓縮角較小，而在高馬赫數下壓縮角較大。壓縮面在低速和高速條件下的布局如圖1所示［3］，唇口的變動方式見圖 2［4］。

圖1 高低馬赫數下進氣道壓縮面布局Fig.1 Inlet ramps＇configuration in high and low Mach number conditions

圖2 唇口的變動方式Fig.2 The move way of the cowl

為保證進氣道在低速段能正常起動，需要較大的進氣道喉道，而高速條件下對喉道的要求不高，但過大的喉道會額外增大進氣道的阻力。此外，低速條件下，激波角較大，前緣唇口如果靠后，進氣道的溢流會較大，不僅增加了進氣道的溢流阻力，也會影響沖壓發動機的性能，在高速段，激波角較小，如果前緣唇口靠前，外壓縮段產生的激波會進入進氣道內部，導致進氣道內部的氣流紊亂，影響出口氣流品質，減小總壓恢復，甚至導致進氣道不起動。綜上可知，為了保證進氣道在整個加速過程中的性能，將變幾何進氣道設計為可動唇板式、變壓縮面的設計方案，如圖3所示。

通過液壓系統驅動喉道上表面的上下移動來改變喉道高度和最后一道外壓縮面的壓縮角，利用外罩唇口前后上下移動，增大低馬赫數下進氣道的流量系數，同時避免高馬赫數下外壓縮面產生的激波進入進氣道內部。

圖3 變幾何進氣道方案Fig.3 Variable geometry inlet scheme

1.2 設計方法

進氣道的設計主要是要通過合理的波系組織保證進氣道的總壓恢復、流量系數、壓升比和出口氣流品質等達到最優。

對于壓縮角為δ的壓縮面，來流馬赫數為Ma時，其對應的激波角為

其中，δ=0對應強解，δ=1對應弱解，當χ＞1時，表示激波脫體。γ為比熱容比，一般取1.4。

經過斜激波的總壓比為

斜激波后的馬赫數為

進氣道的設計使用較多的是最佳波系的Oswatitsch理論，設進氣道有n－1道斜激波，合理分配每道激波的強度，保證進氣道的總壓恢復最大。通過復雜的數學運算可知，當斜激波滿足［5］:

即

此時，每道斜激波的激波強度相等，最終的總壓恢復最大。

除了總壓恢復，流量系數也是進氣道設計要考慮的一個重要指標，假設進氣道有n道壓縮面，每道壓縮面的端點坐標分別為(xi－1，yi－1)和(xi，yi)，如圖 4(a)所示。要保證激波封口，則應保證:

其中，r為進氣道最大捕獲高度;l為外壓縮段的長度。激波封口時，流量系數達到最大。

圖4 設計點和非設計點波系示意圖Fig.4 Wave map at designed and off-designed states

對于變結構進氣道，需要考慮進氣道在偏離設計點工作時的流量系數，如圖4(b)所示。偏離設計點工作時，其流量系數為

在保證流量系數的同時，也要保證氣流能正常的通過喉道。所以，起動特性也是進氣道設計時考慮的重點，它是進氣道能否正常工作的前提。為了保證正常起動，進氣道需要滿足Kantrowitz收縮比準則:

式中 A0為最大捕獲面積;A4為喉道面積;M0為來流馬赫數。

除了滿足Kantrowitz收縮比準則，喉道面積要能保證進入進氣道的氣流正常通過而不產生壅塞，可通過流量公式計算:

式中 φ為起動馬赫數下的最大流量系數;MaH為來流馬赫數;Mat為喉道處馬赫數;σ＇為氣流在喉道處的總壓恢復;K為考慮飛行器飛行姿態、氣體粘性等影響因素后起動喉道面積的放大因子，工程上一般取1.05～1.15［6］。

1.3 分級可調方案

本方案為變幾何進氣道，進氣道變幾何方案采用分級可調方式，以飛行馬赫數作為進氣道調節的依據，在低馬赫數下第3道外壓縮面的壓縮角為0°，唇板位置靠前，同時喉道高度也較大，該構型能保證飛行器在Ma≤4以下的進氣性能，當飛行Ma＞4時，液壓系統開始工作將喉道往外推;當達到預定高度時，由鎖死裝置鎖死，同時進氣道外罩沿著側邊滑動槽滑動到基準位置，構型如圖6所示:當飛行Ma＞6時，將外罩水平后移，避免外壓縮面產生的激波進入進氣道內流場。

1.4 設計過程

1.4.1 飛行包絡

針對采用碳氫燃料水平起飛的高超聲速飛行器，其飛行馬赫數范圍很寬，最大飛行Ma數接近8，沖壓發動機可在Ma=2.5～8.0范圍內工作。因此，對進氣道的要求相當高。為了保證進氣道的正常工作，僅靠唇口或楔板的變動，很難保證進氣道在整個飛行包絡下的工作性能。因此，本文采用同時改變第3道楔板和唇口的形式。

1.4.2 設計點選擇

考慮到進氣道的工作范圍為Ma=2.5～8，為了保證高馬赫數段的性能，設計點不宜過低，但設計馬赫數過高，為保證進氣道在低馬赫數下的正常工作，對變幾何結構的要求過高。因此，采用折中的設計點。這樣既可緩解變幾何的困難，也可保證進氣道在整個飛行包絡下都有較好的性能。本文設計點選擇Ma=6。

1.4.3 壓縮面總折轉角和外壓縮面數目

總折轉角的選擇同樣要綜合考慮低速和高速的條件。若總折轉角過小，會導致進氣道的壓縮性能不足;若過大，在低速段易出現激波脫體，同時可能導致高速段進氣道出口氣流靜溫過大，影響燃燒室的性能。本文采用20°的總折轉角。

通常外壓縮面數目越多，每道壓縮面產生的激波強度越小，進氣道的總壓恢復越大，但過多的外壓縮面會導致飛行器前體過長;同時，進入進氣道內部的邊界層厚度較大，影響進氣道內壓縮段的氣流特性。參考文獻［7］，本文采用三級外壓縮的進氣道構型。

1.4.4 變幾何進氣道設計

通過前述的設計方法，以Ma=6作為設計點，對進氣道基準構型進行設計，三級外壓縮段的壓縮角分別為 5.76°，6.61°，7.63°，構型如圖 5 所示。

圖5 基準構型方案Fig.5 The scheme of based configuration

在設計點激波完全封口，流量系數達到1，其理論總壓恢復為57.9%。當飛行Ma=8，外壓縮面產生的斜激波進入內壓縮段，其流量系數為1，總壓恢復為40.9%。但在Ma=2.5時，由于總折轉角過大，氣流在唇口處出現激波脫體現象，進氣道無法工作，在Ma=3時，其總壓恢復可達86.5%，但流量系數僅為45.65%，且此時進氣道存在嚴重的起動問題。

通過理論計算數據可發現，基準構型在低馬赫數下的流量系數過小，同時壓縮角過大，導致Ma=2.5時出現了激波脫體現象。為解決這些問題，進氣道工作在低馬赫數時，將第3道外壓縮面的壓縮角變為0°;同時，將進氣道的外罩唇口向前移動和向下移動來增大進氣道的流量系數和喉道高度，低速條件下進氣道構型如圖6所示。

圖6 低超聲速下的構型Fig.6 The configuration in low supersonic condition

此時進氣道外壓縮面由3道變為2道，在Ma=4時，第2道外壓縮面產生的激波正好落在唇口上。Ma=2.5條件下的總壓恢復為96.13%，流量系數為68.9%，Ma=3條件下進氣道的總壓恢復為91.24%，流量系數為76.5%，相對于變結構之前的進氣道性能有了較大改善。

最終的變幾何構型如圖7所示。

2 數值計算

針對本文的變幾何進氣道，通過CFD手段對理論設計結果進行驗算，計算馬赫數包括 Ma=2.5、3、4、5、6、7、8，吸氣式高超聲速飛行器需要綜合考慮發動機的正常工作和熱防護要求。因此，高超飛行器的沖壓段需在一定動壓范圍內飛行。本文進氣道的工作動壓選為95～105 kPa之間，最終的計算狀態如表1所示。

圖7 變幾何進氣道布局Fig.7 Configurating of variable geometry inlet

表1 等動壓條件下的計算狀態Table 1 Calculating states on equal dynamic pressure

3 結果與分析

為了便于分析，將構型1(變幾何之前)和構型2(變幾何之后)分別在全速域狀態下進行計算，并對其結果進行分析，其結果云圖如圖8和圖9所示，兩種構型工作的性能曲線見圖10。

由圖8可知，對于構型2，由馬赫數云圖和唇口附近的流線圖可知，在Ma=2.5時，氣流在外罩唇口處出現激波脫體現象，溢流情況嚴重，即構型2在低超聲速下不能正常工作。但在高超聲速條件下，由云圖可知，進氣道可工作正常。

對于構型1，其在低馬赫數下的工作起動情況良好，在Ma=4時，第2道壓縮面產生的激波面與唇口相交，這與設計情況相符。但在高超聲速狀態下，其外壓縮面產生的激波進入進氣道內部，影響進氣道出口的氣流品質;同時，由于總壓縮角過小，導致氣流壓縮不充分，進氣道出口馬赫數過高，進氣道減速增壓的作用不明顯。

圖8 構型2馬赫數云圖Fig.8 Mach number contours of configuration 2

圖9 構型1馬赫數云圖Fig.9 Mach number contours of configuration 1

圖10 2種構型工作的性能曲線Fig.10 The performance curves of two configurations

由于構型2是在Ma=6條件下設計的基準構型，其在高馬赫數下的性能較好，但在低馬赫數下工作時，由于喉道高度的限制，以及喉道內的激波附面層的影響，導致構型2在低馬赫數下工作時無法正常起動，而構型1是在構型2的基礎上通過變幾何的方式得到，總壓縮角減小，同時喉道高度也大大增加，解決了進氣道在低馬赫數條件下的起動問題。但對于構型1，當其工作在高超聲速條件下時，由于總壓縮角過小，壓縮能力有限。

通過圖10可知，構型1在低馬赫數下的流量系數較高，但在高馬赫數下的壓升比過小;構型2在高馬赫數下的壓升比較大，但在低馬赫數下的流量系數較小。為了保證全速域的進氣道性能，通過變幾何方案，可保證進氣道在整個工作范圍內的流量系數達到0.65以上，同時也能保證飛行器在高超聲速條件下的壓縮特性。該變幾何方案可保證沖壓發動機在Ma=2.5～8.0條件下能正常高效的工作。

4 結論

(1)對于飛行速域較寬的進氣道，采用固定幾何的進氣道無法滿足全程的工作性能，要保證其工作性能，必須采用變幾何進氣道。

(2)通過變幾何的調節方式，可保證進氣道在Ma=2.5～8.0的全程范圍內均可達到較好的性能，當在低馬赫數條件下，通過變幾何方式使流量系數從0.31增加到0.65，滿足了燃燒室的流量需求，而在高馬赫數條件下，通過改變壓縮角和喉道高度，使進氣道的壓升比從8提高到40，保證了進氣道對氣流的壓縮性能和抗反壓能力。

(3)本文的變幾何進氣道為分級可調方式，在全程通過一次變幾何方式，即可保證進氣道的全程工作特性，變幾何方式簡單。

(4)在現有構型的基礎上，通過增加分級可調的級數和調節范圍，可將進氣道的工作范圍進一步的擴大。

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